【文章內(nèi)容簡介】 跑取自AAA典型的滑跑段燃油系數(shù)起 飛取自AAA典型的起飛段燃油系數(shù)爬升到巡航高度并加速到巡航速度根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式巡 航根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式待 機(jī)根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式取施放有效載荷待 機(jī)根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式取返 航根據(jù)經(jīng)驗(yàn)公式下 降取自AAA典型的下降段燃油系數(shù)著陸、滑行和關(guān)機(jī)取自AAA典型的著陸/滑行段燃油系數(shù)現(xiàn)在開始計算空中中巡航段和待機(jī)段的重量比（1）巡航段發(fā)動機(jī)耗油率C發(fā)動機(jī)類型巡航耗油率待機(jī)耗油率渦輪噴氣式低涵道比渦扇高涵道比渦扇本運(yùn)輸機(jī)采用高涵道比渦淪風(fēng)扇發(fā)動機(jī)GE90B4,這種發(fā)動機(jī)推力大、耗油率低。(巡航狀態(tài))、(待機(jī)狀態(tài))航程R=4800km,巡航速度v=*C=(1/h)=(1/s) ,===（2）待機(jī)段待機(jī)時間E=20min=1200sC=(1/h)=(1/s)此時,L/D==燃油重量系數(shù)計算==*******=取=1000kg可得出任務(wù)油重系數(shù)為=(1)+=+起飛質(zhì)量迭代方程及起飛重量的初始確定對于該運(yùn)輸機(jī)，=400kg =600kg =80 000kg起飛重量： 空機(jī)重量： 燃油重量：由上式得起飛重量迭代方程：=則迭代得：初值（kg） 的計算值(kg ) 重量差（kg） 270000 285430 15430285430 283725 1704283725 283907 182283907 283888 19283888 283890 2283890 283890 0三、有效載荷Wp的確定Wcrew=100*6=600（kg）Wload=80000(Kg)由于起飛重量為283890kg,，空機(jī)重量系數(shù)為＝　故飛機(jī)空重為＝283890*=109626(kg) Wp=80600kg任務(wù)燃油系數(shù)==+1000247。283890= 故飛機(jī)任務(wù)燃油重量為=283890*=93258(kg)從而飛機(jī)各部分重量如下：名稱重量（kg）名稱重量（kg）起飛重量283890機(jī)組人員重量600任務(wù)油重93258額外染油重量1000飛機(jī)使用空重110626死油重量400飛機(jī)空重109626在巡航狀態(tài)和低亞音速飛行速度,阻力系數(shù)一般可以表達(dá)為升力系數(shù)的單一函數(shù),稱為飛機(jī)阻力的極曲線。，可以用下面的公式估計e值：后略機(jī)翼飛機(jī)：=直機(jī)翼飛機(jī)： 各種類型飛機(jī)CD0和e飛機(jī)類型CD0e高亞音速噴氣飛機(jī)大型渦輪螺旋槳飛機(jī)雙發(fā)活塞式飛機(jī)小型單發(fā)飛機(jī)收放式起落架固定式起落架農(nóng)業(yè)飛機(jī)去除噴灑系統(tǒng)俺有噴灑系統(tǒng)其中零升阻力包括摩擦阻力和壓差阻力，一架精心設(shè)計的飛機(jī)在亞音速巡航時的零升阻力大部分為蒙皮摩擦阻力，再加上小部分的分離壓差阻力，對于不同類型的飛機(jī)，分離壓差阻力都占蒙皮摩擦阻力的一定百分比，它包括蒙皮摩擦阻力和分離阻力。 為當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)根據(jù)飛機(jī)初始設(shè)計草圖，查得由顧誦芬教授主編、北京航空航天大學(xué)出版社出版的《現(xiàn)代機(jī)總體設(shè)計》下圖所示有上面圖表對于本軍用運(yùn)輸機(jī)，我們?nèi)。? =從而計算=*=對于飛機(jī)與著陸，襟翼與起落架對零升阻力的影響比較大，應(yīng)該予以考慮，襟翼與起落架產(chǎn)生附加的零升阻力的值主要同它們的尺寸、類型有關(guān)，其典型值可以參考下表查得：襟翼、起落架形式△ＣＤ０ｅ干 凈0~起飛放下襟翼0..010~~著陸放下襟翼~~放下起落架~采用哪個值取決于飛機(jī)的襟翼、起落架形式，開裂翼襟翼阻力比富勒襟翼大，全翼展襟翼阻力大于部分翼展襟翼；裝載機(jī)翼上的起落架阻力大；上單翼飛機(jī)阻力大于下單翼；綜合考慮選取其平均值來研究: △CD0=( ~) 從本組飛機(jī)的具體性能考慮從而推出最終的ＣＤ０ＣＤ０＝+=( 經(jīng)典值) ＣＤ　＝ＣＤ０＋ＣＬ２／πＡｅ＝ＣＤ０＋ＫＣＬ２＝ＣＤ０＋ＣＬ２／πA｛（(1 )(cos∧LE) ）｝＝+^2/pi/10/＝，壓縮性對阻力的影響通常可以忽略不計。對于高亞音速運(yùn)輸機(jī)而言，壓縮性對阻力的影響是次要的。，阻力有穩(wěn)定的增長，不論是零升阻力還是誘導(dǎo)阻力都有快速的增長，這種阻力增長是由激波和激波誘導(dǎo)的附面層分離引起的。努力降低壓縮性阻力或提高阻力臨界馬赫數(shù)，是氣動綜合設(shè)計的任務(wù)之一。在初始的設(shè)計計算中，可以假設(shè)：ΔCDp= =航路形態(tài)的阻力決定巡航推力和小時耗油量。另一方面，低速形態(tài)的阻力據(jù)定運(yùn)輸機(jī)特定飛行的允許起飛重量，因而就決定在大有用載荷。在高溫和高海拔的機(jī)場，起飛重量方面的限制可能導(dǎo)致商載的減少或限制燃油重量及航程。在這種情況下，10%的阻力損失可能導(dǎo)致商載減少30%。相對于巡航結(jié)構(gòu)而言，e將減少5%，e將減少大約10%。未知量升阻比是氣動效率的量度，在亞音速狀態(tài)飛行下，其取決于機(jī)翼翼展和浸濕面積。水平飛行時，升力即重量為已知。故升阻比僅取決于阻力，在亞音速狀態(tài)下，阻力分為兩部分，零升阻力和誘導(dǎo)阻力。零升阻力和升力無關(guān)，由表面摩擦力引起，正比于浸濕面積。誘導(dǎo)阻力即升致阻力，它是翼展的函數(shù)。浸濕面積決定零升阻力，翼展決定升致阻力。因此，與展弦比一起估算 根據(jù)前面的計算數(shù)據(jù)，對于本軍用運(yùn)輸機(jī)我們有：當(dāng)量蒙皮摩擦阻力系數(shù)=機(jī)翼前緣后掠角=26o展弦比A=10=CD0=奧斯瓦爾德效率因子=代入公式得 =不同飛行狀態(tài)需要不同的升阻比L/D最大航程最大航時 噴氣飛機(jī)(L/D)max (L/D)max 螺槳飛機(jī) (L/D)max (L/D)max故在巡航時狀態(tài)時, =*=*==翼載荷是飛機(jī)重量除以機(jī)翼面積。與推重比一樣，翼載荷通常是指起飛時的值.翼載通常會影響到飛機(jī)的失速速度、起飛著陸距離、最優(yōu)巡航性能、機(jī)動性能(瞬時機(jī)動和持續(xù)機(jī)動)、爬升率和下滑性能、最大升限翼載決定了設(shè)計升力系數(shù)，并通過浸濕面積和翼展進(jìn)而影響阻力。翼載對飛機(jī)的起飛重量有著重要影響。如果翼載較小，則需要通過增加機(jī)翼面積來來改善起飛性能，但會引起附加的阻力和空機(jī)重量，將導(dǎo)致為完成任務(wù)而增加重量。 參考資料中給出了具有代表性的翼載，設(shè)計過程中，可以利用這些參數(shù)作為初始數(shù)據(jù)的選取，也可以用來檢驗(yàn)計算結(jié)果。飛機(jī)類型飛機(jī)類型滑翔機(jī)30雙渦輪螺旋槳飛機(jī)200自制飛機(jī)50噴氣教練機(jī)250通用航空飛機(jī)－單發(fā)80噴氣戰(zhàn)斗機(jī)350通用航空飛機(jī)－雙發(fā)130噴氣運(yùn)輸機(jī)/轟炸機(jī)600本運(yùn)輸機(jī)采用高強(qiáng)度復(fù)合材料,綜合各種因素，初步選取本運(yùn)輸機(jī)的翼載=700 。從而得到該運(yùn)輸機(jī)的機(jī)翼參考面積為S=283890247。700= 取 , H=13000m, , ,當(dāng)該噴氣運(yùn)輸機(jī)以巡航速度v=*,可達(dá)到最大航程.=*= , e=5. 根據(jù)最大航時確定翼載=1821 取所算翼載的最小值，得翼載為700（kg/）飛機(jī)在起飛階段所需的推重比較大在平飛階段相對小一些。因此重點(diǎn)在確定起飛階段的推重比。本運(yùn)輸機(jī)機(jī)的推重比時，通常指的是在海平面靜止?fàn)顟B(tài)（零速度）和標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下、而且是在設(shè)計起飛重量和最大油門狀態(tài)下的推重比。T/W直接影響飛機(jī)的性能。一架飛機(jī)的T/W越高，加速就越快，爬升也就越迅速，能夠達(dá)到的最大速度也越高，轉(zhuǎn)彎角速度也越大。另一方面，發(fā)動機(jī)越大，執(zhí)行全部任務(wù)中的油耗也越多，從而使完成設(shè)計任務(wù)的飛機(jī)的起飛總重增加。飛機(jī)類型 典型裝機(jī)推重比 噴氣教練機(jī) 噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(空中格斗飛機(jī)) 噴氣戰(zhàn)斗機(jī)(其它) 軍用運(yùn)輸/轟炸機(jī) 噴氣運(yùn)輸機(jī) 初步選取T/W=干的水泥路面摩擦系數(shù) , 起飛,起飛滑跑距離,=爬升梯度,4．根據(jù)最大平飛速度確定升阻比綜上所述， 根據(jù)以上的計算結(jié)果，選擇最大值作為推重比 T/W = 由于本運(yùn)輸機(jī)采用先進(jìn)的渦扇噴氣式發(fā)動機(jī)GE90，故推重比取T/W=T=*283890=,247。2=, 因而選用兩臺GE90B1發(fā)動機(jī),其單臺　推力為38660daN(該單位即相當(dāng)于kg)。我們將所有的總體參數(shù)歸結(jié)如下:起飛重量WT0283890kg翼載W/S700kg/m2燃油重量WF93258kg參考面積S參考飛機(jī)空重WE110626kg最大升阻比(L/D)max有效載重WP70600kg巡航升力系數(shù)CLxh推重比T/W零升阻力系數(shù)CD0第四章 部件設(shè)計選擇機(jī)身參數(shù)，確定機(jī)身外形時，應(yīng)協(xié)調(diào)考慮下列要求：(1) 機(jī)身應(yīng)具有足夠的內(nèi)部容積，保證滿足內(nèi)部裝載的使用要求；(2) 應(yīng)使機(jī)身的氣動阻力最??；(3) 要有利于進(jìn)行結(jié)構(gòu)布置，具有足夠的結(jié)構(gòu)高度，便于連